FR2924408A1

FR2924408A1 - TURBOREACTOR NACELLE AND METHOD FOR CONTROLLING DECOLUTION IN A TURBOREACTEUR NACELLE

Info

Publication number: FR2924408A1
Application number: FR0759488A
Authority: FR
Inventors: Thierry Surply; Christophe Bourdeau
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2007-12-03
Filing date: 2007-12-03
Publication date: 2009-06-05
Anticipated expiration: 2027-12-03
Also published as: FR2924408B1; US8640986B2; US20090140104A1

Abstract

L'invention concerne une nacelle (100) de turboréacteur pour aéronef comportant des moyens de soufflage (105, 106, 107) destinés à injecter un flux d'air tangentiel (Ft) dans le volume interne (V) de la nacelle, lesdits moyens de soufflage étant ménagés sur une paroi de l'entrée d'air (103) de la nacelle, dans la région supersonique (101) de ladite entrée d'air. L4invention concerne également un procédé de contrôle du décollement dans une nacelle (100) d'aéronef, caractérisé en ce qu'on injecte un flux d'air tangentiel (Ft) dans le volume interne (V) de la nacelle, au niveau de la région de l'entrée d'air localement supersonique (101), de manière à ramener le flux d'air principal (F) dans le prolongement de la paroi interne (104) de la nacelle.The invention relates to a nacelle (100) for an aircraft turbojet engine comprising blowing means (105, 106, 107) for injecting a tangential air flow (Ft) into the internal volume (V) of the nacelle, said means blowing being formed on a wall of the air inlet (103) of the nacelle, in the supersonic region (101) of said air inlet. The invention also relates to a method for controlling separation in an aircraft nacelle (100), characterized in that a tangential air flow (Ft) is injected into the internal volume (V) of the nacelle, at the level of the region of the locally supersonic air inlet (101), so as to reduce the main air flow (F) in the extension of the inner wall (104) of the nacelle.

Description

Nacelle de turboréacteur et procédé de contrôle du décollement dans une nacelle de turboréacteur Turbojet engine nacelle and detachment control method in a turbojet engine nacelle

L'invention concerne une nacelle de turboréacteur. Plus précisément, l'invention concerne des moyens pour contrôler le décollement de filets d'air pouvant survenir dans la nacelle d'un turboréacteur. Par décollement, on entend l'écartement de tout ou partie du flux d'air traversant la nacelle du turboréacteur par rapport à la paroi interne de ladite nacelle qu'il doit normalement longer. Par contrôler le décollement, on entend supprimer, ou tout le moins réduire suffisamment ledit décollement pour pouvoir optimiser la forme de ladite nacelle en fonction des exigences grandes vitesses, tout en maintenant les performances basses vitesses. L'invention concerne également un procédé de contrôle du décollement de filets d'air, tendant à supprimer ou diminuer ledit décollement dans la nacelle du turboréacteur. Dans une nacelle de turboréacteur le dimensionnement de l'entrée d'air, par lequel le flux d'air alimentant le turboréacteur s'engouffre, doit tenir compte de plusieurs exigences contradictoires, selon que l'on est en croisière, c'est-à-dire en grandes vitesses, ou en basses vitesses. The invention relates to a turbojet engine nacelle. More specifically, the invention relates to means for controlling the separation of air streams that may occur in the nacelle of a turbojet engine. By detachment means the spacing of all or part of the air flow passing through the nacelle of the turbojet engine relative to the inner wall of said nacelle that it must normally follow. By controlling the separation, it is intended to eliminate, or at least sufficiently reduce said detachment to optimize the shape of said nacelle according to high speed requirements, while maintaining low speed performance. The invention also relates to a method for controlling the separation of air streams, tending to suppress or reduce said detachment in the nacelle of the turbojet engine. In a turbojet engine nacelle the sizing of the air intake, through which the air flow supplying the turbojet engulfs, must take into account several contradictory requirements, depending on whether one is cruising, that is, ie in high speeds, or low speeds.

En effet, pour obtenir de bonnes performances du turboréacteur au décollage et en basses vitesses, il est nécessaire d'avoir une entrée d'air suffisamment grande, avec des profils épais. Plus l'entrée d'air de la nacelle est étroite, plus les risques de décollement le long de la paroi interne de la nacelle augmentent. Un tel décollement est préjudiciable à l'opérabilité du turboréacteur dans la mesure où une partie du flux d'air devant l'alimenter présente une forte distorsion de pression et de vitesse. La taille du col d'entrée d'air et l'épaisseur des profils de la nacelle influent donc sur les performances du turboréacteur en basses vitesses. Cependant, si la taille du col de l'entrée d'air de la nacelle et/ou l'épaisseur du profil de ladite nacelle sont trop importantes, cela est préjudiciable aux performances du même turboréacteur à grandes vitesses, notamment du point de vue de la masse et de la traînée aérodynamique. Aussi, toutes les nacelles de turboréacteurs actuelles, dans le domaine de l'aéronautique civil aussi bien que militaire, sont dimensionnées en tenant compte de ces deux contraintes antagonistes, de sorte qu'on réalise, au niveau de la forme de l'entrée d'air, un compromis entre les exigences basses vitesses et les objectifs de performances grandes vitesses. Sur la figure 1 est représentée, en coupe transversale, une nacelle 1 de l'état de la technique, dans laquelle est logé un turboréacteur 2. Une partie avant de la nacelle 1 est munie d'une entrée d'air 3, par laquelle un flux d'air principal F pénètre dans le volume interne V de ladite nacelle 1. Par avant et arrière, on entend par rapport au sens d'écoulement du flux d'air à l'intérieur de la nacelle 1. L'entrée d'air 3 est formée par une extrémité avant ouverte de la nacelle 1. Dans la mesure où l'entrée d'air est dimensionnée de manière à ne pas créer une traînée aérodynamique trop importante à grandes vitesses, on observe en basses vitesses ou au décollage (figure 2), un léger décollement d au niveau de la paroi interne 4 du col 5 de l'entrée d'air 3. Le décollement d se traduit par une poche d'air contre la paroi interne 4 du col 5 de l'entrée d'air 3, qui se sépare du reste du flux d'air principal F et tourbillonne localement. Dans l'invention, on cherche à fournir une nacelle d'aéronef dans laquelle l'écoulement du flux d'air est guidé, de manière à être maintenu parallèlement à l'axe longitudinal de la nacelle et à supprimer ainsi les éventuels décollements. Pour cela, on réalise une nacelle dans laquelle un flux d'air de guidage peut être soufflé le long de la paroi interne de l'entrée d'air, pour se mélanger au flux d'air principal entrant dans la nacelle par l'entrée d'air. Le flux d'air de guidage est amené directement le long de la paroi interne de la nacelle, par exemple depuis une fente ou un orifice de soufflage ménagé dans la paroi de ladite nacelle. Plus précisément, le flux d'air de guidage est injecté dans le volume interne de la nacelle, le long de la paroi interne, au niveau du col d'entrée d'air où l'écoulement d'air est localement supersonique. En effet, on a constaté que si on insuffle un flux d'air tangentiel dans la région supersonique de la nacelle, le flux d'air tangentiel tend à ramener le flux d'air principal qui pourrait localement se décoller, dans l'axe de l'écoulement principal, le long de la paroi interne de la nacelle. Il y a interaction entre l'écoulement des filets d'air du flux d'air principal longeant la paroi interne de la nacelle, et qui tendent à se décoller, et l'énergie apportée par le flux d'air de guidage. Le flux d'air de guidage ramène les filets d'air qui se décollent le long de la paroi interne de nacelle, où ils rejoignent l'écoulement principal. Le flux d'air de guidage peut provenir de l'extérieur de la nacelle ou être prélevé en aval de l'entrée d'air, par exemple au niveau du turboréacteur. Avantageusement, le flux d'air de guidage est prélevé à l'extérieur de la nacelle, afin de ne pas diminuer la poussée ou pénaliser les performances du turboréacteur. D'une manière générale, l'air de guidage insufflé dans le volume interne de la nacelle a avantageusement une pression génératrice du flux d'air tangentiel au moins égale à 0.8 fois la pression génératrice du flux d'air principal, et préférentiellement comprise entre 0.8 et 1.5 fois la pression génératrice du flux d'air principal. Il est intéressant d'avoir une pression génératrice du flux d'air de guidage proche de la pression génératrice du flux d'air principal, et donc un rapport proche de 1, en ce sens que l'accélération du flux d'air insufflé est principalement due à la dépression locale du flux d'air principal au col de la prise d'air. Cette faible pression de l'écoulement principal au col de la prise d'air, créée par l'aspiration du turboréacteur, suffit à générer un taux de détente propre à accélérer le flux d'air de guidage jusqu'à obtenir un écoulement localement supersonique dans les conditions d'utilisation du dispositif. Indeed, to obtain good turbojet performance at takeoff and low speeds, it is necessary to have a sufficiently large air inlet, with thick profiles. The closer the air intake of the nacelle, the greater the risk of detachment along the inner wall of the nacelle. Such delamination is detrimental to the operability of the turbojet engine insofar as a portion of the air flow to feed it has a high pressure and velocity distortion. The size of the air intake neck and the thickness of the profiles of the nacelle therefore affect the performance of the turbojet engine at low speeds. However, if the size of the neck of the air inlet of the nacelle and / or the thickness of the profile of said nacelle are too large, this is detrimental to the performance of the same turbojet engine at high speeds, particularly from the point of view of mass and aerodynamic drag. Also, all nacelles of current turbojet engines, in the field of civil as well as military aeronautics, are dimensioned taking into account these two antagonistic constraints, so that one realizes, at the level of the shape of the entry d air, a compromise between low-speed requirements and high-speed performance goals. FIG. 1 shows, in cross-section, a nacelle 1 of the state of the art, in which a turbojet engine 2 is housed. A front part of the nacelle 1 is provided with an air inlet 3, through which a main air flow F enters the internal volume V of said nacelle 1. By front and rear means with respect to the direction of flow of the air flow inside the nacelle 1. The entrance of Air 3 is formed by an open front end of the nacelle 1. Insofar as the air inlet is dimensioned so as not to create too much aerodynamic drag at high speeds, it is observed at low speeds or at takeoff. (Figure 2), a slight detachment d at the inner wall 4 of the neck 5 of the air inlet 3. The detachment d is reflected by an air pocket against the inner wall 4 of the neck 5 of the air inlet 3, which separates from the rest of the main air flow F and swirls locally. In the invention, it is sought to provide an aircraft nacelle in which the flow of the air flow is guided, so as to be maintained parallel to the longitudinal axis of the nacelle and to thus remove any detachments. For this purpose, a nacelle is produced in which a guiding air flow can be blown along the inner wall of the air inlet, to mix with the main air flow entering the nacelle through the inlet. air. The guide air flow is fed directly along the inner wall of the nacelle, for example from a slot or a blowing orifice formed in the wall of said nacelle. More specifically, the guide air flow is injected into the internal volume of the nacelle, along the inner wall, at the air inlet neck where the air flow is locally supersonic. Indeed, it has been found that if a tangential air flow is blown into the supersonic region of the nacelle, the tangential air flow tends to bring back the main air flow which could locally take off, in the axis of the main flow, along the inner wall of the nacelle. There is interaction between the flow of the air streams of the main air flow along the inner wall of the nacelle, and which tend to come off, and the energy provided by the guiding air flow. The guiding airflow brings back the air streams that take off along the nacelle inner wall, where they join the main flow. The guide air flow can come from outside the nacelle or be taken downstream of the air inlet, for example at the turbojet engine. Advantageously, the flow of guiding air is taken outside the nacelle, so as not to reduce the thrust or penalize the performance of the turbojet engine. In general, the guide air blown into the internal volume of the nacelle advantageously has a pressure generating the tangential air flow at least equal to 0.8 times the pressure generating the main air flow, and preferably between 0.8 and 1.5 times the pressure generating the main air flow. It is advantageous to have a guiding air flow generating pressure close to the pressure generating the main air flow, and therefore a ratio close to 1, in that the acceleration of the air flow blown is mainly due to the local depression of the main air flow at the neck of the air intake. This low pressure of the main flow at the neck of the air intake, created by the suction of the turbojet engine, is sufficient to generate a specific expansion rate to accelerate the flow of guiding air to obtain a locally supersonic flow. under the conditions of use of the device.

L'invention a donc pour objet une nacelle de turboréacteur pour aéronef caractérisée en ce qu'elle comporte des moyens de soufflage destinés à injecter un flux d'air tangentiel dans le volume interne de la nacelle, lesdits moyens de soufflage étant ménagés sur une paroi de l'entrée d'air de la nacelle, dans la région supersonique de ladite entrée d'air. The invention therefore relates to a turbojet engine nacelle characterized in that it comprises blowing means for injecting a tangential air flow into the internal volume of the nacelle, said blowing means being formed on a wall the air inlet of the nacelle, in the supersonic region of said air inlet.

Par tangentiel, on entend que le flux d'air est injecté le long de la paroi interne de la nacelle avec un angle compris entre 0 et 45° par rapport à l'axe longitudinal de la nacelle, et préférentiellement avec un angle de 10°. La région supersonique de l'entrée d'air est le plus souvent localisée au niveau des lèvres et du col de l'entrée d'air. Tangential means that the air flow is injected along the inner wall of the nacelle with an angle between 0 and 45 ° relative to the longitudinal axis of the nacelle, and preferably with an angle of 10 ° . The supersonic region of the air inlet is most often located at the lips and neck of the air intake.

Selon des exemples de mise en oeuvre de la nacelle de turboréacteur selon l'invention, il est possible de prévoir tout ou parties des caractéristiques supplémentaires suivantes : - les moyens de soufflage débouchent au niveau du col de l'entrée d'air ; - le flux d'air tangentiel a une pression génératrice supérieure ou égale à 0.80 fois la pression génératrice du flux d'air principal ; - le flux d'air tangentiel a une pression génératrice comprise entre 0.8 et 1.5 fois la pression génératrice du flux d'air principal ; - les moyens de soufflage comportent au moins un conduit d'arrivée d'air apte à prélever le flux d'air tangentiel à l'extérieur de la nacelle ; - les moyens de soufflage comportent au moins un conduit d'arrivée d'air apte à prélever le flux d'air tangentiel au niveau des compresseurs du turboréacteur destiné à être logé dans la nacelle ; - les moyens de soufflage comportent au moins un conduit d'arrivée d'air apte à prélever le flux d'air tangentiel au niveau de la soufflante de la nacelle ; - les moyens de soufflage comportent au moins une fente de soufflage et/ou au moins un orifice de soufflage débouchant dans le volume interne de ladite nacelle ; - les moyens de soufflage comportent une pluralité de fentes de soufflage et/ou orifices de soufflage répartis sur le périmètre interne de l'entrée d'air ; - la nacelle comporte des moyens d'obturation des moyens des 20 soufflages ; L'invention concerne également un procédé de contrôle du décollement dans une nacelle d'aéronef, caractérisé en ce qu'on injecte un flux d'air tangentiel dans le volume interne de la nacelle au niveau de la région de l'entrée d'air localement supersonique, de manière à ramener les 25 filets d'air qui se décollent de la paroi interne de la nacelle dans le flux d'air principal. Dans un exemple de mise en oeuvre particulier du procédé selon l'invention, il est possible de prévoir qu'on injecte le flux d'air tangentiel lorsque l'aéronef est en basses vitesses. 30 De même, il est possible de prévoir qu'on cesse d'injecter le flux d'air tangentiel lorsque l'aéronef est en vitesse de croisière, ou grande vitesse. Avantageusement l'activation du dispositif de soufflage permettant d'injecter le flux d'air tangentiel est liée à la sortie des dispositifs hypersustentateurs de l'aéronef. According to examples of implementation of the turbojet engine nacelle according to the invention, it is possible to provide all or part of the following additional characteristics: the blowing means open at the neck of the air intake; the tangential air flow has a generating pressure greater than or equal to 0.80 times the pressure generating the main air flow; the tangential air flow has a generating pressure of between 0.8 and 1.5 times the pressure generating the main air flow; - The blowing means comprise at least one air intake duct adapted to take the tangential air flow outside the nacelle; - The blowing means comprise at least one air intake duct adapted to take the tangential air flow at the turbojet compressor to be housed in the nacelle; - The blowing means comprise at least one air intake duct adapted to take the tangential air flow at the fan of the nacelle; - The blowing means comprise at least one blowing slot and / or at least one blowing port opening into the internal volume of said nacelle; - The blowing means comprise a plurality of blowing slots and / or blowing holes distributed on the inner perimeter of the air inlet; the nacelle comprises means for closing the means of the blows; The invention also relates to a detachment control method in an aircraft nacelle, characterized in that a tangential air flow is injected into the internal volume of the nacelle at the region of the air intake. Locally supersonic, so as to bring back the 25 air streams that take off from the inner wall of the nacelle in the main air flow. In an example of a particular implementation of the method according to the invention, it is possible to provide that the tangential air flow is injected when the aircraft is at low speeds. Likewise, it is possible to predict that the flow of tangential air is stopped when the aircraft is cruising or at high speed. Advantageously, the activation of the blowing device for injecting the tangential air flow is linked to the output of the high lift devices of the aircraft.

L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui suit et à l'examen des figures qui l'accompagnent. Celles-ci sont présentées à titre indicatif et nullement limitatif de l'invention. Les figures représentent : - Figure 1 : Une coupe transversale d'une nacelle d'aéronef selon l'état de la technique, déjà décrit ; - Figure 2 : Un agrandissement de la nacelle de la figure 1 au niveau d'une lèvre d'entrée d'air, déjà décrit ; - Figures 3A, 3B : Des représentations schématiques d'une nacelle de l'état de la technique, au niveau d'une lèvre d'entrée d'air, pour un angle d'attaque de 22° (figure 3A) et un angle d'attaque de 23° (figure 3B) ; - Figures 4A, 4B, 4C et 4D : Des représentations schématiques en coupe transversale d'une nacelle selon l'invention, au niveau d'une lèvre de l'entrée d'air pour un angle d'attaque de 22° (figure 4A), 27° (figure 4B), 28° (figure 4C) et 29° (figure 4D) ; - Figure 5 : Une représentation schématique en coupe transversale d'une nacelle munie d'un dispositif de soufflage selon un premier exemple de réalisation de l'invention ; -Figure 6 : Un agrandissement au niveau de l'entrée d'air d'une nacelle, en coupe transversale, munie d'un second exemple de réalisation d'un dispositif de soufflage selon l'invention ; - Figure 7: Une représentation schématique d'une nacelle selon l'invention, munie d'un autre exemple de réalisation d'un dispositif de soufflage ; - Figure 8: Une représentation schématique partielle en coupe transversale d'une nacelle au niveau d'une entrée d'air muni d'un dispositif d'obturation des moyens de soufflage selon un premier exemple de réalisation ; - Figure 9: Une représentation schématique partielle en coupe transversale d'une nacelle au niveau d'une entrée d'air muni d'un dispositif d'obturation des moyens de soufflage selon un second exemple de réalisation, le dispositif d'obturation étant inactif ; - Figures 10A et 10B : Une représentation schématique partielle en coupe transversale d'une nacelle au niveau d'une entrée d'air muni d'un dispositif d'obturation des moyens de soufflage selon un troisième exemple de réalisation, le dispositif d'obturation étant inactif (figure 10A) et actif (figure 10B). Comme cela est exposé ci-dessus, dans l'invention, on injecte un flux d'air tangentiel dans le volume interne de la nacelle au niveau de la région supersonique de ladite nacelle, c'est-à-dire au niveau du col d'entrée d'air, ou légèrement en amont ou en aval. Le flux d'air tangentiel est injecté avec un angle compris entre 0 et 45° par rapport la paroi interne de la nacelle et de manière préférentielle autour de 10°. Le flux d'air tangentiel longe la paroi interne de la nacelle. Le flux d'air tangentiel injecté au niveau de la région supersonique de l'entrée d'air permet de ramener la portion du flux d'air principal qui tend à se décoller, c'est-à-dire à s'éloigner de la paroi interne de la nacelle qu'elle doit normalement longer, dans la ligne du flux d'air principal, c'est-à-dire parallèlement à la paroi interne de la nacelle. Par flux d'air principal, on entend le flux d'air pénétrant dans la nacelle par l'entrée d'air et destiné à alimenter le turboréacteur logé dans la nacelle. Des tests ont été réalisés en modifiant l'incidence,ou angle d'attaque, de la nacelle, dans une nacelle de l'état de la technique (figures 3A et 3B) et dans une nacelle selon l'invention, munie d'une fente de soufflage (figures 4A, 4B, 4C et 4D). Ces tests permettent de montrer que la création d'un décollement est moindre dans la nacelle de l'invention, et ce malgré l'augmentation de l'incidence, que dans la nacelle de l'état de la technique. Sur la figure 3A, l'angle d'attaque de la nacelle est de 22°, ce qui correspond à un dimensionnement acceptable de l'entrée d'air 3 aussi bien pour les basses vitesses que pour les grandes vitesses. Ainsi, on ne constate quasiment pas de décollement d au niveau de la paroi interne 4 du col 5 de l'entrée d'air 3. Sur la figure 3B, les dimensions de la nacelle 1 sont diminuées, de sorte que l'angle d'attaque est de 23°. La simple augmentation d'un degré de l'incidence suffit à la création d'un décollement d fortement préjudiciable aux performances basses vitesses de la nacelle 1. Sur les figures 4A, 4B, 4C et 4D est représenté un agrandissement d'une nacelle 100 selon l'invention au niveau d'une entrée d'air 103. La nacelle 100 est munie d'une fente de soufflage 105 ménagée dans la région supersonique 101 de l'entrée d'air 103. La fente 105 débouche dans le volume interne V de la nacelle 100, au niveau de la paroi interne 104 de ladite nacelle 100. La fente 105 insuffle un flux d'air tangentiel le long de la paroi interne 104 de la nacelle 100, tendant à ramener la portion du flux principal F qui pourrait se décoller, dans le prolongement de la paroi interne 104 de la nacelle 100. Aussi, comme cela est représenté sur les figures 4A, 4B et 4C, on observe aucun décollement du flux d'air principal F le long de la paroi interne 104 du col de l'entrée d'air, alors même que l'angle d'attaque de la nacelle 100 est augmentée de plusieurs degrés, puisqu'il est de 22° sur la figure 4A, et de 27° et 28° respectivement sur les figures 4B et 4C. Cette absence de décollement à forte incidence de la nacelle est obtenue par l'injection d'un flux d'air tangentiel par la fente de soufflage 105, alors que pour une incidence à peine supérieure à 22°, sans cette injection de flux d'air tangentiel, un décollement inacceptable pour les performances basses vitesses de la nacelle est obtenu (figure 3B). Comme cela est visible sur la figure 4D, un décollement d qui reste cependant acceptable apparaît lorsque l'angle d'attaque de la nacelle 100 est de 29°. L'augmentation de l'angle d'attaque de la nacelle 100 peut être remplacée par une diminution du diamètre de la nacelle 100 et/ou une diminution de l'épaisseur de son profil, afin d'augmenter les performances de la nacelle 100 à grandes vitesses. Ainsi, avec l'invention, il est possible de réaliser des nacelles présentant des performances élevées à grandes vitesses, sans pour autant perdre au niveau des performances basses vitesses, puisqu'on augmente la résistance du flux d'air principal au décollement. Le flux d'air tangentiel injecté dans le volume interne de la nacelle peut être injecté sur tout un périmètre interne de ladite nacelle, ou sur un périmètre partiel seulement, par exemple pour prévenir un décollement en vents travers , c'est-à-dire pour un flux d'air principal arrivant latéralement dans la nacelle. Le flux d'air tangentiel est amené par tous moyens de soufflage dans le volume interne de la nacelle. Par exemple, et comme cela est représenté sur la figure 5, les moyens 35 de soufflage sont munis d'une fente de soufflage 105 débouchant dans le volume interne V de la nacelle 100, au niveau de la paroi interne 104 du col 110 d'entrée d'air, c'est-à-dire dans la région supersonique de l'entrée d'air 103. Un conduit d'arrivée d'air 106 permet d'amener le flux d'air tangentiel Ft depuis une zone de la nacelle 100 située en aval de la soufflante jusqu'à la fente de soufflage 105. Plus précisément, une extrémité avant 111 du conduit d'arrivée d'air 106 débouche dans une cavité 107 ménagée dans l'épaisseur de la paroi du col 110 de l'entrée d'air 103. Par épaisseur, on entend la dimension de la paroi s'étendant radialement par rapport à l'axe longitudinal de la nacelle 100. La cavité 107 s'étend dans le périmètre de la nacelle 100. La fente 105 est ménagée sur la paroi interne 104 du col 110 de l'entrée d'air 103 coïncidant au moins partiellement avec la cavité 107. Ainsi, le flux d'air tangentiel Ft accumulé dans la cavité 107 s'échappe dans le volume interne V de la nacelle 100 par la fente 105. Il est possible de réaliser des orifices de soufflage à la place, ou en plus, des fentes de soufflage 105. Le flux d'air tangentiel Ft est acheminé par le conduit d'arrivée d'air 106 depuis l'arrière jusqu'à l'avant de la nacelle 100, où il se mélange au flux d'air principal F, le long de la paroi interne 104 de l'entrée d'air 103, pour retraverser le volume interne V de la nacelle 100. The invention will be better understood on reading the description which follows and on examining the figures which accompany it. These are presented as an indication and in no way limitative of the invention. The figures represent: FIG. 1: A cross-section of an aircraft nacelle according to the state of the art, already described; - Figure 2: An enlargement of the nacelle of Figure 1 at an air inlet lip, already described; 3A, 3B: Schematic representations of a nacelle of the state of the art, at the level of an air inlet lip, for an angle of attack of 22 ° (FIG. 3A) and an angle etching 23 ° (FIG. 3B); 4A, 4B, 4C and 4D: Schematic cross-sectional representations of a nacelle according to the invention, at a lip of the air intake for a 22 ° angle of attack (FIG. 4A). ), 27 ° (Figure 4B), 28 ° (Figure 4C) and 29 ° (Figure 4D); - Figure 5: A schematic representation in cross section of a nacelle provided with a blowing device according to a first embodiment of the invention; -Figure 6: An enlargement at the air inlet of a nacelle, in cross section, provided with a second embodiment of a blowing device according to the invention; - Figure 7: A schematic representation of a nacelle according to the invention, provided with another embodiment of a blowing device; - Figure 8: A partial schematic representation in cross section of a nacelle at an air inlet provided with a device for closing the blowing means according to a first embodiment; - Figure 9: A partial schematic representation in cross section of a nacelle at an air inlet provided with a device for closing the blowing means according to a second embodiment, the closure device being inactive ; - Figures 10A and 10B: A partial schematic representation in cross section of a nacelle at an air inlet provided with a device for closing the blowing means according to a third embodiment, the closure device being inactive (FIG. 10A) and active (FIG. 10B). As explained above, in the invention, a tangential air flow is injected into the internal volume of the nacelle at the level of the supersonic region of said nacelle, that is to say at the level of the neck. air inlet, or slightly upstream or downstream. The tangential air flow is injected at an angle between 0 and 45 ° relative to the inner wall of the nacelle and preferably around 10 °. The tangential air flow runs along the inner wall of the nacelle. The tangential air flow injected at the level of the supersonic region of the air intake makes it possible to reduce the portion of the main air flow that tends to take off, that is to say to move away from the internal wall of the nacelle it must normally follow, in the line of the main air flow, that is to say, parallel to the inner wall of the nacelle. By main air flow is meant the flow of air entering the nacelle through the air inlet and intended to supply the turbojet engine housed in the nacelle. Tests have been carried out by modifying the incidence, or angle of attack, of the nacelle, in a nacelle of the state of the art (FIGS. 3A and 3B) and in a nacelle according to the invention, provided with a blow slot (Figures 4A, 4B, 4C and 4D). These tests make it possible to show that the creation of a detachment is less in the nacelle of the invention, and despite the increase in incidence, than in the nacelle of the state of the art. In Figure 3A, the angle of attack of the nacelle is 22 °, which corresponds to an acceptable dimensioning of the air inlet 3 for both low speeds and high speeds. Thus, there is hardly any separation d at the inner wall 4 of the neck 5 of the air inlet 3. In FIG. 3B, the dimensions of the nacelle 1 are reduced, so that the angle d Attack is 23 °. The simple increase of a degree of incidence is sufficient to create a detachment d highly detrimental to the low speed performance of the platform 1. In Figures 4A, 4B, 4C and 4D is shown an enlargement of a nacelle 100 according to the invention at an air inlet 103. The nacelle 100 is provided with a blow slot 105 formed in the supersonic region 101 of the air inlet 103. The slot 105 opens into the internal volume V of the nacelle 100, at the inner wall 104 of said nacelle 100. The slot 105 insufflates a tangential air flow along the inner wall 104 of the nacelle 100, tending to bring back the portion of the main flow F which could be detached, in the extension of the inner wall 104 of the nacelle 100. Also, as shown in Figures 4A, 4B and 4C, there is no detachment of the main air flow F along the inner wall 104 the neck of the air intake, even as the angle of att 100 of the nacelle 100 is increased by several degrees, since it is 22 ° in Figure 4A, and 27 ° and 28 ° respectively in Figures 4B and 4C. This absence of detachment at high incidence of the nacelle is obtained by injecting a tangential air flow through the blowing slot 105, while for an incidence barely greater than 22 °, without this injection of flow of air. tangential air, an unacceptable detachment for the low speed performance of the nacelle is obtained (Figure 3B). As can be seen in FIG. 4D, a separation d which remains acceptable however appears when the angle of attack of the nacelle 100 is 29 °. The increase in the angle of attack of the nacelle 100 may be replaced by a decrease in the diameter of the nacelle 100 and / or a decrease in the thickness of its profile, in order to increase the performance of the nacelle 100 to high speeds. Thus, with the invention, it is possible to achieve nacelles with high performance at high speeds, without losing the level of low speed performance, since it increases the resistance of the main air flow to detachment. The tangential air flow injected into the internal volume of the nacelle can be injected over an entire internal perimeter of said nacelle, or on a partial perimeter only, for example to prevent a detachment in crosswinds, that is to say for a main air flow arriving laterally in the nacelle. The tangential air flow is brought by any blowing means into the internal volume of the nacelle. For example, and as shown in FIG. 5, the blowing means 35 are provided with a blowing slot 105 opening into the internal volume V of the nacelle 100, at the level of the internal wall 104 of the neck 110. air inlet, that is to say in the supersonic region of the air inlet 103. An air inlet duct 106 makes it possible to bring the tangential air flow Ft from a zone of the nacelle 100 located downstream of the blower to the blow slot 105. More specifically, a front end 111 of the air inlet duct 106 opens into a cavity 107 formed in the thickness of the wall of the neck 110 of the air inlet 103. Thickness means the dimension of the wall extending radially relative to the longitudinal axis of the nacelle 100. The cavity 107 extends in the perimeter of the nacelle 100. The slot 105 is formed on the inner wall 104 of the neck 110 of the air inlet 103 coinciding at least partially with the cavity Thus, the tangential air flow Ft accumulated in the cavity 107 escapes into the internal volume V of the nacelle 100 through the slot 105. It is possible to make blowing holes instead, or in addition 105. The tangential air flow Ft is conveyed by the air intake duct 106 from the rear to the front of the nacelle 100, where it mixes with the air flow. main F, along the inner wall 104 of the air inlet 103, to reverse the internal volume V of the nacelle 100.

La nacelle 100 peut être munie d'une ou plusieurs cavités 107, chacune alimentée en flux d'air tangentiel Ft par un ou plusieurs conduits d'arrivée d'air 106. Sur la figure 6 est représenté un autre exemple de réalisation du conduit d'arrivée d'air 106, qui cette fois prélève le flux d'air tangentiel Ft à l'extérieur de la nacelle 100. Le conduit d'arrivée d'air 106 est muni d'une extrémité arrière 112 débouchant au niveau de la paroi externe 108 de la nacelle 100, l'extrémité avant 111 débouchant dans une cavité 107. Bien entendu, une même nacelle 100 peut être munie de plusieurs conduits d'arrivée d'air 106 différents, prélevant le flux d'air tangentiel Ft en différents endroits, externes et/ou internes à la nacelle 100. Sur la figure 7 est représentée une vue externe d'une nacelle 100 munie de fentes de soufflage 105 selon l'invention. Plus précisément, la paroi de la nacelle 100 est munie de trois fentes 105, séparées hermétiquement les unes des autres, et aptes chacune à alimenter le volume interne de la nacelle 100 sur 1/3 de périmètre. Les fentes 105 peuvent être alimentées en flux tangentiel par l'accumulation du flux tangentiel dans une même cavité 107, ou par des cavités spécifiques coïncidant chacune avec au moins une fente 105. Afin de n'utiliser le dispositif de soufflage selon l'invention que lorsqu'il est nécessaire de ramener le flux d'air principal le long de la paroi, c'est-à-dire principalement au décollage et en basses vitesses, il est possible de munir la nacelle d'un ou plusieurs dispositifs d'obturation aptes à obturer de manière réversible les orifices et/ou fentes de soufflage sur commande. Comme cela est représenter sur la figure 8, un dispositif d'obturation peut par exemple comporter une vanne 120 logée dans le conduit d'arrivée d'air 106 et apte à bloquer l'arrivée du flux tangentiel Ft en amont des fentes et/ou orifices de soufflage 105 et/ou au niveau de la cavité 107 et/ou niveau des fentes et/ou orifices de soufflage 105. Dans un autre exemple de réalisation de l'invention et comme cela est représenté sur les figures 9, 10A et 10B, le dispositif d'obturation peut consister en une prise d'air actuée 121. Plus précisément, la prise d'air actuée 121 est formée par une portion de paroi externe 108 de la nacelle, dont un débattement lui permet de s'étendre dans le prolongement de la paroi externe 108 de manière à obturer l'entrée d'air (figure 10B) ou au contraire de s'éloigner de ladite paroi externe 108 de manière à autoriser l'entrée d'air dans le conduit d'arrivée d'air 106 (figures 9 et 10A). Le débattement de la portion mobile 121 peut se faire vers l'extérieur de la nacelle (figure 9), ou vers l'intérieur (figures 10A et 10B). La portion mobile 121 de la paroi externe 108 comme cela est représenté aux figure 10A et 10B est logée dans le volume de la paroi de la nacelle quand le dispositif d'obturation est inactif, c'est-à-dire quand il n'obture pas le passage d'air, ce qui permet d'éviter une traîner aérodynamique préjudiciable. Le dispositif d'obturation peut être commandé à distance et notamment depuis le cockpit de l'aéronef. Dans un autre exemple le dispositif d'obturation peut être relié à la configuration de l'avion de sorte que le dispositif d'obturation est automatiquement actif lorsque l'avion est en configuration hypersustentée et désactivé lorsque l'avion est en configuration lisse. Dans ce cas, l'activation de l'injection du flux d'air tangentiel est commandée par le déploiement des éléments hypersustentateurs. Dans un autre mode de réalisation, le dispositif d'obturation peut être asservi à une pression.5 The nacelle 100 may be provided with one or more cavities 107, each supplied with tangential air flow Ft by one or more air inlet ducts 106. FIG. 6 shows another embodiment of the duct. air intake 106, which this time takes the tangential air flow Ft outside the nacelle 100. The air inlet duct 106 is provided with a rear end 112 opening at the wall external 108 of the nacelle 100, the front end 111 opening into a cavity 107. Of course, the same nacelle 100 may be provided with several different air inlet ducts 106, taking the tangential air flow Ft in different places, external and / or internal to the platform 100. In Figure 7 is shown an external view of a nacelle 100 provided with blow slots 105 according to the invention. More specifically, the wall of the nacelle 100 is provided with three slots 105, hermetically separated from each other, and each able to feed the internal volume of the nacelle 100 on 1/3 perimeter. Slots 105 may be supplied with tangential flow by the accumulation of the tangential flow in the same cavity 107, or with specific cavities each coinciding with at least one slot 105. In order to use the blowing device according to the invention only when it is necessary to reduce the main airflow along the wall, that is to say mainly at takeoff and at low speeds, it is possible to provide the platform with one or more shutter devices capable of reversibly sealing the orifices and / or blowing slots on command. As shown in FIG. 8, a closure device may for example comprise a valve 120 housed in the air inlet duct 106 and able to block the arrival of the tangential flow Ft upstream of the slots and / or blowing orifices 105 and / or at the level of the cavity 107 and / or the level of the slits and / or blowing orifices 105. In another embodiment of the invention and as shown in FIGS. 9, 10A and 10B , the shutter device may consist of an actuated air intake 121. Specifically, the actuated air intake 121 is formed by an outer wall portion 108 of the nacelle, a travel allows it to extend into the extension of the outer wall 108 so as to close off the air inlet (FIG. 10B) or on the contrary to move away from said outer wall 108 so as to allow the entry of air into the inlet duct; air 106 (FIGS. 9 and 10A). The displacement of the movable portion 121 may be to the outside of the nacelle (Figure 9), or inwardly (Figures 10A and 10B). The movable portion 121 of the outer wall 108 as shown in FIGS. 10A and 10B is housed in the volume of the wall of the nacelle when the closure device is inactive, that is to say when it is closed. not the air passage, which avoids a detrimental aerodynamic drag. The shutter device can be controlled remotely and in particular from the cockpit of the aircraft. In another example, the shutter device can be connected to the configuration of the aircraft so that the shutter device is automatically active when the aircraft is in a high-lift configuration and deactivated when the aircraft is in a smooth configuration. In this case, the activation of the injection of the tangential air flow is controlled by the deployment of the high lift elements. In another embodiment, the shutter device can be slaved to a pressure.

Claims

Aircraft turbojet engine nacelle (100) characterized in that it comprises blowing means (105, 106, 107) for injecting a tangential air flow (Ft) into the internal volume (V) of the nacelle said blowing means being provided on a wall of the air inlet (103) of the nacelle, in the supersonic region (101) of said air inlet.

2- nacelle according to claim 1, characterized in that the blowing means open at the inner wall (104) of the neck (110) of the air inlet.

3- nacelle according to one of claims 1 to 2, characterized in that the tangential air flow has a pressure between 0.8 and 1.5 times the pressure of the main air flow (F).

4- nacelle according to one of claims 1 to 3, characterized in that the blowing means comprise at least one air inlet duct (106) adapted to take the tangential air flow at the turbojet compressor level intended to be housed in the nacelle.

5- nacelle according to one of claims 1 to 4, characterized in that the pressure ratio between the tangential air flow intended to be injected into the internal volume of the nacelle and the main air flow flowing in the internal volume of the nacelle is close to 1.

6- nacelle according to one of claims 1 to 5, characterized in that the blowing means comprise at least one blowing slot (105) and / or at least one blowing port opening into the internal volume of said nacelle.

7- nacelle according to one of claims 1 to 6, characterized in that it comprises means for closing the blowing means.

8- A method for controlling separation in an aircraft nacelle (100), characterized in that a tangential air flow (Ft) is injected into the internal volume (V) of the nacelle at the level of the region of the aircraft. Locally supersonic air inlet, so as to bring the air streams which are detached from the inner wall (104) of the nacelle in the main air flow (F).

9- Method according to claim 8, characterized in that the tangential air flow is injected when the aircraft is at low speed.

10- Method according to one of claims 8 to 9, characterized in that the activation of the injection of the tangential air flow is controlled by the deployment of the high lift elements.